Охлаждение блока чувствительных элементов бесплатформенной инерциальной навигационной системы Текст научной статьи по специальности «Строительство и архитектура»

Cuстемы управления, космическая навигация и связь

A. N. Kapustin

JSC «Academician M. F. Reshetnev «Information Satellite Systems», Russia, Zheleznogorsk

THE METHOD OF INCEASE OF RELIABILITY IS SHOW AT AN INFORMATION TRANSFER TROUGH A PARALLEL BUS IN OUBOARD EQUPMENT OF MANAGEMENT

The method of increase of reliability is shown at an information transfer through a parallel highway in onboard equipment of management.

© Капустин А. Н., 2011

УДК 629.7.058.82, 62-716

В. В. Климаков, А. И. Улитенко, М. В. Чиркин Рязанский государственный радиотехнический университет, Россия, Рязань

А. В. Молчанов

Московский институт электромеханики и автоматики, Россия, Москва

ОХЛАЖДЕНИЕ БЛОКА ЧУВСТВИТЕЛЬНЫХ ЭЛЕМЕНТОВ БЕСПЛАТФОРМЕННОЙ ИНЕРЦИАЛЬНОЙ НАВИГАЦИОННОЙ СИСТЕМЫ

Рассматривается конструкция теплоотводящего элемента, встроенного в бесплатформенную инерциаль-ную навигационную систему, позволяющего отводить тепловую мощность 20 Вт при перепаде температуры не более 4 °С.

Тенденция развития современных бесплатформенных инерциальных навигационных систем (БИНС) неразрывно связана с усложнением проблемы их охлаждения. Повышенная температура и неоднородность ее распределения внутри блока чувствительных элементов (БЧЭ) уменьшают надежность навигационной системы и снижают достоверность получаемой информации. Так, например, температурную погрешность лазерного гироскопа, связанную с изменением конструктивных параметров и, как следствие, режимов работы систем регулирования (вибрационной частотной подставки, стабилизации тока разряда, периметра), полностью компенсировать за счет внутренних настроек не представляется возможным. Кроме того, дрейф температуры акселерометра приводит к изменениям характеристик магнитной системы, появлению деформаций и возмущающих сил в подвесе маятника, приводящих к изменению «нулевого сигнала» и крутизны выходной характеристики [1]. Дополнительно проблема охлаждения осложняется тем, что применение в качестве инерциальных датчиков лазерных гироскопов с вибрационной подставкой приводит к необходимости создания гибкого тепло-передающего тракта между блоком чувствительных элементов и корпусом БИНС с относительно малой жесткостью.

Настоящая работа посвящена проблеме уменьшения перегрева чувствительных элементов БИНС без изменения конструктивных особенностей корпуса прибора.

Для решения поставленной задачи рассмотрен метод, основанный на применении теплопередающего

элемента, встроенного в БИНС, не нарушающего существующую колебательную систему амортизации БЧЭ.

Разработанная конструкция представляет собой тепловую трубу с переменной проводимостью, обладающую гибкой структурой и разнесенными зонами конденсации и испарения (рис. 1). Корпуса испарителя и конденсатора имеют плоскую форму. Их внутренняя поверхность выстлана капиллярной структурой в виде сеточного полотна. Связь между испарителем и конденсатором обеспечивается с помощью гибкого парового канала (в пределах упругих деформаций) и гибкого канала для возврата теплоносителя. С целью обеспечения высокого движущего капиллярного напора по всей длине канала проложена гибкая спиральная артерия. Труба откачана и заполнена теплоносителем [2].

Рис. 1. Конструкция теплопередающего элемента на основе тепловой трубы: 1 - конденсатор; 2 - испаритель; 3 - паровой канал; 4 - гибкий канал возврата теплоносителя

Решетневскце чтения

Результаты испытаний теплоотводящего элемента представлены на рис. 2. Испытания выполнены по схеме «имитатор БИНС - тепловая труба - БЧЭ». При отводимой мощности 20 Вт перепад температуры между макетом корпуса БИНС и БЧЭ уменьшается от 20 до 4 °С.

AT,«С

0,3 ---

О 3 10 13 Р, Вт

Рис. 2. Зависимость перепада температур между испарителем и конденсатором тепловой трубы от времени и передаваемой мощности

Степень влияния формы и протяженности гибких каналов тепловой трубы на осевые коэффициенты жесткости подвеса БЧЭ определялась в модуле программы Simulation SolidWorks. По результатам проведенных исследований спроектирована оптимальная форма каналов с коэффициентами жесткости, не превышающими 1,1 % от жесткости системы амортизации БЧЭ.

Библиографические ссылки

1. Use of precision quartz measuring instruments apparent acceleration in modern inertial navigation control systems / L. J. Kalihmah [et al.] // Proc. of 11th St. Petersburg Intern. Conf. of integrated navigation systems (24-26 May, 2004, St. Petersburg). Р. 280-284.

2. Passive controlling of a temperature field inside strapdown inertial navigation system / M. V. Chirkin [et al.] // Proc. of 18th St. Petersburg Intern. conf. of integrated navigation systems (30 May - 1 June, 2011, St. Petersburg). Р. 122-124.

V. V. Klimakov, A. I. Ulitenko, M. V. Chirkin Ryazan State Radio Engineering University, Russia, Ryazan

A. V. Molchanov

Moscow Institute of Electromechanics and Automatics, Russia, Moscow

COOLING OF SENSORY ELEMENT UNIT OF A STRAPDOWN INERTIAL NAVIGATION SYSTEM

The authors consider design of a heat removal element built into a strapdown inertial navigation system, which makes it possible to remove heat power to 20 W at the temperature difference of no more than 4 °C.

© Климаков В. В., Улитенко А. И., Чиркин М. В., Молчанов А. В., 2011

УДК 629.7.051

Д. Е. Колосов, А. О. Славянский

Балтийский государственный технический университет «Военмех» имени Д. Ф. Устинова, Россия, Санкт-Петербург

РАЗРАБОТКА КОМПЬЮТЕРНОЙ МОДЕЛИ СИСТЕМЫ СТАБИЛИЗАЦИИ СВЕРХМАЛОГО КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА ПО МАГНИТНОМУ ПОЛЮ ЗЕМЛИ

Осуществлено компьютерное моделирование движения малого космического аппарата (МКА) по околоземной орбите с учетом возмущений и рассчитаны параметры системы одноосной стабилизации МКА с использованием магнитных систем управления. Произведен расчет МГХмагнитных исполнительных органов.

Сокращение финансирования космических разработок практически во всех странах - лидерах космической индустрии привело к тому, что заметная часть разрабатываемых новых проектов базируется теперь на идеологии малых спутников. Жесткие ограничения, налагаемые на массогабаритные и энергетические характеристики систем малых спутников, диктуют особые подходы к реализации служебных систем, в частности, систем ориентации.

Одними из наиболее простых, экономичных и надежных систем ориентации, обеспечивающих заданное угловое движение наноспутников, являются системы, создающие управляющие моменты за счет взаимодействия актюаторов с геомагнитным полем [1]. Одной из таких систем является система ориентации на основе использования токовых катушек, создающих механический момент при их взаимодействии с геомагнитным полем. Относительно невысокая